EP4639084A1 - Dispositif et procede de navigation utilisant des donnees pre-integrees de façon asynchrone dans une umi distante - Google Patents

Dispositif et procede de navigation utilisant des donnees pre-integrees de façon asynchrone dans une umi distante

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Publication number
EP4639084A1
EP4639084A1 EP23828707.2A EP23828707A EP4639084A1 EP 4639084 A1 EP4639084 A1 EP 4639084A1 EP 23828707 A EP23828707 A EP 23828707A EP 4639084 A1 EP4639084 A1 EP 4639084A1
Authority
EP
European Patent Office
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data
navigation
inertial
integration
electronic
Prior art date
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Pending
Application number
EP23828707.2A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Yves Becheret
François NEYTARD
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Electronics and Defense SAS
Original Assignee
Safran Electronics and Defense SAS
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Filing date
Publication date
Application filed by Safran Electronics and Defense SAS filed Critical Safran Electronics and Defense SAS
Publication of EP4639084A1 publication Critical patent/EP4639084A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
    • G01C21/12—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning
    • G01C21/16—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation
    • G01C21/183—Compensation of inertial measurements, e.g. for temperature effects
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
    • G01C21/12—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning
    • G01C21/16—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation
    • G01C21/165—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation combined with non-inertial navigation instruments

Definitions

  • the present invention relates to the field of inertial measurement units and more particularly inertial navigation systems allowing navigation based on measurements provided by at least one inertial measurement unit.
  • Inertial navigation systems are known, an example of which is shown in Figure 6 under the general reference 1000, comprising, in the same housing, an inertial measurement unit 1100 connected by a data link to an electronic navigation calculation unit. 1200.
  • the inertial measurement unit 1100 comprises accelerometers and angular sensors arranged along the axes of a measurement reference [m] to provide signals representative of the integral, over a time step (between an instant t i-1 and an instant t i ), the specific force vector and the angular velocity vector relative to an inertial reference frame [i].
  • the successive signals are thus representative of the integral of the specific force vector on the one hand and of the angular velocity vector on the other hand from an instant t 0 to an instant t 1 , then from instant t 1 to a instant t 2 , then from instant t2 to instant t 3 , etc. : the signals are therefore generally called increments.
  • the specific force in English “specific force”, “g-force” or “mass-specific force”) is a representation of the sum of the acceleration with respect to the inertial frame and the earth's gravity.
  • the electronic navigation calculation unit 1200 comprises a processor and a memory containing a navigation computer program which is executed by the processor and which uses the signals provided by the inertial measurement unit 1100 to determine a trajectory of the carrier (a vehicle) embarking the navigation system.
  • the signals provided by the inertial measurement unit 1100 are increments indicative of a variation in the location of the carrier and not an absolute value, the navigation calculations must be carried out at a high frequency, typically 50 to 200 Hz, in order to ensure a precise reconstruction of the location which is insensitive to the dynamics of the wearer.
  • a clock 1001 makes it possible to synchronize the inertial measurement unit 1100 and the electronic navigation calculation unit 1200. It is understood that a loss of signal, even of short duration, between the inertial measurement unit and the electronic unit navigation calculation is very detrimental since part of the increments is not used.
  • the computers including the electronic calculation unit of the navigation system, in one or more avionics bays located at the same point of the aircraft.
  • the inertial measurement unit must preferably be located as close as possible to the center of gravity of the aircraft.
  • the inertial measurement unit would be connected to the electronic calculation unit, located in the avionics bay, by an Ethernet link for example conforming to the ARINC664 standard.
  • the invention aims in particular to obviate at least in part the aforementioned drawbacks.
  • a navigation device comprising an inertial measurement unit and an electronic navigation calculation unit connected to each other by a data link.
  • the inertial measurement unit comprises inertial sensors providing first signals containing first data representative of variations in linear speeds and second data representative of variations in angular attitudes.
  • the electronic navigation calculation unit is arranged to calculate navigation from signals provided by the inertial measurement unit.
  • the inertial measurement unit comprises an electronic processing circuit connected to the inertial sensors and arranged to perform at least a first integration, as a function of time, of the first data and the second data over an integration duration, measured from a single instant of start of integration, to produce first processed data and second processed data contained in second signals with temporal information representative of the integration duration.
  • the electronic calculation unit is arranged to extract the processed data and the temporal information from the second signals and use them to calculate the navigation taking into account the integration duration separating two successive extractions.
  • the first signals (the increments produced by the inertial sensors) which are transmitted to high frequency to the electronic navigation calculation unit as in the prior art, but values integrated over an unbounded integration duration from the single instant of initialization (the same for all the first data, corresponding for example when the system is started or when a command to start integration is received), which can be transmitted at the same frequency or at a lower frequency.
  • the second signals successively sent by the electronic processing circuit will be representative of an integration from the instant t 0 to an instant t 1 , then from the instant t 0 to an instant t 2 , then from the instant t 0 at a time t 3 , etc.
  • the electronic processing circuit is arranged to compare the first integrated data to at least a first threshold and to, when the first integrated data have a current value exceeding the first threshold, apply to the first integrated data a predetermined offset to bring the first integrated data to a value shifted below the first threshold.
  • the electronic processing circuit is arranged to carry out two successive integrations on the first data and, when the first data doubly integrated data have a current value exceeding a second threshold, apply to the first doubly integrated data a second predetermined shift to bring the first doubly integrated data to a shifted value below the second threshold.
  • the electronic navigation calculation unit is arranged so that, on each reception of data from the inertial measurement unit:
  • the electronic navigation calculation unit is arranged to, on each reception of data from the inertial measurement unit: calculate the evolution of the location since the last reception from:
  • the invention also relates to a navigation method by means of a navigation device comprising an inertial measurement unit and an electronic navigation calculation unit connected to each other by a data link.
  • the process comprises the steps of
  • the invention finally relates to a vehicle equipped with a navigation device according to the invention.
  • Other characteristics and advantages of the invention will emerge on reading the following description of a particular and non-limiting mode of implementation of the invention.
  • Figure 1 is a partial schematic view of an aircraft equipped with a navigation device according to the invention
  • FIG. 2 is a schematic view of the device according to the invention.
  • FIG. 3 is a flowchart showing the data exchanges during the implementation of the method according to the invention.
  • Figure 4 is a flowchart showing the implementation of the method according to the invention, on the inertial measurement unit side;
  • Figure 5 is a flowchart showing the implementation of the method according to the invention, on the electronic calculation unit side;
  • Figure 6 is a flowchart showing the data exchanges in a navigation device according to the prior art.
  • the invention is described here in an aeronautical application, the navigation device of the invention being embarked in an aircraft A having a structure comprising a fuselage and wings and having a center of gravity G.
  • the navigation device comprises an inertial measurement unit 100 and an electronic unit for calculating navigation 200 connected to each other by a data link 300.
  • the inertial measurement unit 100 is here positioned substantially at the center of gravity G of the aircraft A and the electronic calculation unit 200 is here positioned at the front of the aircraft A, in an avionics bay B grouping together the computers used for processing the data used for piloting the aircraft A.
  • the inertial measurement unit 100 is arranged at a first distance from the center of gravity G and the electronic navigation calculation unit 200 is arranged at a second distance from the center of gravity, the first distance here being less than the second distance.
  • the difference between the first distance and the second distance is several meters.
  • the inertial measurement unit 100 comprises a first housing 101 containing inertial sensors, namely linear inertial sensors (more precisely accelerometers 110) arranged along the axes of a measurement mark [m] to measure the “gravitational speed” of this reference (that is to say the time integral of the specific force present at the center of this reference) and angular inertial sensors, here gyrometers 120, arranged along the axes of this reference to measure the rotation of the measurement frame [m] relative to an inertial frame [i]. Inertial sensors do not provide absolute values but increments representative of a variation in the measured quantity compared to the previous measurement.
  • the inertial frame [i] is for example the measurement frame when the inertial measurement unit 100 is powered up or any other inertial frame offset angularly relative to the latter.
  • the increments of the integral of the specific force are thus representative of a variation of the components of the gravitational speed along the three axes of the frame [m].
  • the rotation increments are thus representative of the variation of the integral over time of the angular rotation speed of the measurement frame [m] relative to the inertial frame [i] and are provided in the form of quaternions, Euler angles, matrices of rotation, or Bortz vectors.
  • the inertial sensors thus provide first signals containing first data representative of a variation in gravitational speed (accelerometric measurement) and second data representative of a variation of angles (gyrometric measurement). Conventionally, these signals are provided at a rate between 100 Hz and 400 Hz.
  • the first housing 101 is received in a second housing 102 of the inertial measurement unit 100.
  • the second housing 102 also contains an electronic processing circuit 130 having inputs connected to the outputs of the inertial sensors 110, 120 for example by electrical conductors such as tracks or cables.
  • the electronic processing circuit 130 here comprises at least one processor and a memory containing a first computer program which is executable by the processor and which comprises instructions arranged to implement the method of the invention. This first program will be detailed later.
  • the electronic navigation calculation unit 200 is known in itself and comprises a housing 201 containing at least one processor and a memory containing a second computer program which is executable by the processor and which includes instructions arranged to implement the process of the invention. Generally speaking, the electronic navigation calculation unit 200 is arranged to calculate inertial navigation from the signals provided by the inertial measurement unit 100. This second program will also be detailed later.
  • the inertial measurement unit 100 and the electronic navigation calculation unit 200 each have a clock allowing the first to date the signals transmitted and the other to date the moments of reception.
  • the inertial measurement unit 100 and the electronic navigation calculation unit 200 are physically separated from each other but are connected to exchange signals.
  • the electronic processing circuit 130 has at least one output connected to at least one input of the electronic navigation calculation unit 200 via the data link 300.
  • the data link 300 is here an Ethernet link for example conforming to the ARINC664 standard.
  • the first program executed by the electronic processing circuit 130 receives as input the first signals containing the first data and the second data. It is designed to carry out:
  • the first program executed by the electronic processing circuit is arranged to calculate the floating or fixed point integrations with a number of mantissa bits making it possible to achieve the required location precision with a minimum time between two successive offsets of 20 s.
  • a double precision calculation on 64 bits including 48 mantissa bits makes it possible to achieve a precision objective of, for example, 0.001 m. s -1 , 0.001 m, 0.001 °/h and 1 ⁇ rad.
  • the second integrated data are representative of an angular position (or an orientation);
  • the first integrated data and the first processed data are representative of a linear speed
  • the first doubly integrated data and the first doubly processed data are representative of a linear position.
  • the first shift operation comprises the step of comparing an absolute current value of each component of the first integrated data to at least a first threshold Sspeed.
  • the first program leaves the current values unchanged, which amounts to applying a zero offset.
  • the first program applies to said component of the first integrated data a predetermined shift to bring said component of the first integrated data to a value shifted below the first threshold.
  • a first offset value SHV (equal here to the first threshold SVitesse) is deduced from the current value of said component of the first integrated data (or added to it according to the sign of the current value) to obtain the value shifted.
  • the first Sspeed threshold is determined based on an expected speed resolution for navigation.
  • the integration duration without offset obviously depends on the dynamics of the aircraft A.
  • the first integrated data and the first SHV offset value are expressed here in meters per second.
  • the second shift operation comprises the step of comparing an absolute current value of the first doubly integrated data to at least a second threshold Sposition.
  • the first program leaves the current values unchanged, which amounts to applying a zero offset.
  • the first program applies to said component of the first doubly integrated data a predetermined offset to bring said component of the first doubly integrated data to a value shifted below the second threshold.
  • a second SHP offset value (here equal to the second threshold Sposition) is deduced from the current value of the first doubly integrated data (or added according to the sign of the current value of said component) to obtain the offset value.
  • the second Sposition threshold is determined based on an expected position resolution for navigation.
  • the integration time without offset depends on the dynamics of aircraft A and the SPosition threshold.
  • the first doubly integrated data and the second SHP offset value are expressed here in meters.
  • the first processed data (which correspond to the three components of the speed including the integration of the effect of gravity, possibly affected by an offset, and for this reason named pseudo-PV speed), the first doubly processed data (which correspond to the three components of the position including the double integration of the effect of gravity, possibly affected by a shift - speed or position - or by two shifts - speed and position, and for this reason named pseudo-position PP), the second processed data (which correspond to the three rotation components representative of the attitude of the aircraft A), and temporal information (an integration step counter or time step of the inertial measurement unit between the sampling instant and the single instant of start of integration, here t e -t 0 ) are put in the form of a packet introduced into second signals transmitted via the data link 300 to the electronic unit of navigation calculation 200.
  • pseudo-PV speed the first doubly processed data
  • pseudo-position PP which correspond to the three components of the position including the double integration of the effect of gravity, possibly affected by a shift - speed or position - or by two shifts - speed
  • the second program executed by the electronic navigation calculation unit 200 is arranged to extract the processed data and the temporal information from the second signals and use them to calculate the navigation taking into account the evolution of the integration duration since the last extraction of the second signals.
  • the second program receives as input the second signals, in the form of two data packets, emitted at each instant t e by the first program but recovered respectively for example at time ts 1 then at time t 2 , each comprising the first processed data, the first data doubly processed, the second processed data, and temporal information corresponding to the sampling instant of the pseudo-navigation data in the inertial measurement unit with any internal drifts of the clock of the measurement unit inertial (this temporal information is a number of integration steps of the inertial measurement unit, since the single instant of start of integration t 0 , associated with the data packet transmitted by the inertial measurement unit).
  • the two instants t 1 then t 2 are separated by less than half the minimum time between two successive shifts of a component of pseudo speed or pseudo inertial position.
  • the second program must carry out the operations making it possible to calculate from the data received at time t 2 :
  • the second program has the offset values and is arranged to analyze the values of the transmitted processed data and detect the presence of an offset.
  • the analysis consists of comparing each of the components of the processed data recently received with each of the components of the processed data received at the previous moment and of detecting an inconsistency there taking into account the possible dynamics of the vehicle and the laws of physics. If such an inconsistency exists, it means that a shift has occurred and the second program then considers the Shif tPVdetected flag as true and compensates for the shift made using the corresponding shift value. Otherwise, the second program considers the ShiftPVdetected flag as false.
  • the second program calculates the evolution of the inertial location from t 1 to t 2 from the following information:
  • the curvature matrix MC making it possible to determine the local curvature of the reference ellipsoid for navigation in relation to the earth
  • the second program performs these calculations of the evolution of the inertial location from t 1 to t 2 taking as hypothesis H1 that the apparent acceleration ⁇ p is constant in the navigation frame between t 1 and t 2 .
  • CorrPPi (t 1 ->t 2 ) DP (t 1 ->t 2 ) - (PV (t 1 )
  • the second program corrects the inertial localization using a CorrPi deviation calculated as follows:
  • the electronic navigation unit has a working period of less than half of a minimum time between two successive shifts.
  • the present invention relates to the integration of these increments, by the inertial measurement unit, into an inertial reference frame (except for sensor defects) so as to enable navigation calculations on a terrestrial reference ellipsoid at a lower frequency and to asynchronous manner.
  • the use of the outputs of the inertial measurement unit by the second program, in the case where offsets are possible, is based on the knowledge and exploitation of the pseudo-velocity and pseudo-inertial position offset values upstream of the calculation of evolution of inertial localization.
  • the device may have a structure different from that described.
  • the electronic processing circuit and the electronic navigation calculation unit may have structures different from those described and include for example a coprocessor, a dedicated ASIC type processor, a microcontroller, an FPGA type programmable circuit, etc. .
  • the invention is particularly advantageous when the inertial measurement unit and the electronic processing unit are very far from each other (for example several meters), the invention is also applicable when the unit inertial measurement and the electronic processing unit are closer (for example less than one meter).
  • the second distance is not limited by the first distance: the second distance may be less, greater, or equal to the first distance depending on the needs and configuration of the vehicle. Computer programs can be arranged differently and perform calculations with different precisions.
  • Shift operations are not necessary when the integration time is such that the processed data provided will have a value compatible with the expected resolution for navigation.
  • the outputs of the electronic processing circuit can be supplied at a fixed rate (possibly configurable via a circuit initialization command) or on external request, then up to the program making the request to ensure a sufficient rate of requests so as not to risk more than a shift of the same data between two supplies.
  • the attitude outputs (gyrometric data), as well as the speed outputs and the position outputs (from accelerometric data) are limited to 22 or 24 bits per output with sufficient resolution to ensure that the degradation of the navigation precision with the method of the invention is negligible compared to the precision of navigation carried out directly from the increments coming from the sensors.
  • the offsets described make it possible to limit the number of bits of the speed and position outputs.
  • the outputs of the electronic processing circuit allow inertial navigation:
  • the first program executed by the electronic processing circuit has an initialization mode by which all or part of the following parameters can be modified:
  • navigation with inertial or horizontal mechanization (and navigation reference) at free azimuth on the terrestrial ellipsoid will be chosen. This is however not obligatory.
  • the effects of variation in gravity, local curvature of the ellipsoid and Coriolis acceleration between times t 0 and t e are neglected.
  • the duration between two shifts can be from a few seconds to a few tens of seconds depending on the dynamics of the vehicle carrying the navigation device.
  • the device may comprise one or more inertial measurement units arranged in the vicinity of each other (or not), at any point of the aircraft and in particular not necessarily in the vicinity of the center of gravity.
  • the invention is applicable to any type of vehicle, whether land, water or air.

Landscapes

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  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
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Abstract

Dispositif de navigation (1), comprenant une unité de mesure inertielle (100) et une unité électronique de calcul de navigation (200) reliées l'une à l'autre par une liaison de données (300), l'unité de mesure inertielle (100) comprenant des capteurs inertiels (110, 120) fournissant des premiers signaux contenant des premières données représentatives d'une variation de vitesse et des deuxièmes données représentatives d'une variation d'angle, et l'unité électronique de calcul de navigation (200) étant agencée pour calculer une navigation à partir de signaux fournis par l'unité de mesure inertielle (100), caractérisé en ce que l'unité de mesure inertielle (100) comporte un circuit électronique de traitement (130) relié aux capteurs inertiels (110, 120) et agencé pour effectuer au moins une première intégration, en fonction du temps, des premières données et des deuxièmes données sur une durée d'intégration, qui commence à un instant unique de début d'intégration et qui est mesurée, pour produire des premières données traitées et des deuxièmes données traitées contenues dans des deuxièmes signaux avec une information temporelle représentative de la durée d'intégration, et en ce que l'unité électronique de calcul de navigation (200) est agencée pour extraire des deuxièmes signaux les données traitées et l'information temporelle et les exploiter pour calculer la navigation en tenant compte de la durée d'intégration séparant deux extractions successives.

Description

DISPOSITIF ET PROCEDE DE NAVIGATION UTILISANT DES DONNEES PRE-INTEGREES DE FAÇON ASYNCHRONE DANS UNE UMI DISTANTE
La présente invention concerne le domaine des unités de mesure inertielle et plus particulièrement les systèmes de navigation inertielle permettant une navigation à partir des mesures fournies par au moins une unité de mesure inertielle .
ARRIERE PLAN DE L' INVENTION
Il est connu des systèmes de navigation inertielle , dont un exemple est représenté en figure 6 sous la référence générale 1000 , comprenant , dans un même boîtier, une unité de mesure inertielle 1100 reliée par une liaison de données à une unité électronique de calcul de navigation 1200 . L' unité de mesure inertielle 1100 comprend des accéléromètres et des capteurs angulaires disposés selon les axes d' un repère de mesure [m] pour fournir des signaux représentatifs de l ’ intégrale , sur un pas de temps (entre un instant ti-1 et un instant ti) , du vecteur de force spécifique et du vecteur de vitesse angulaire par rapport à un repère inertiel de référence [ i ] . Les signaux successifs sont ainsi représentatifs de l ' intégrale du vecteur de force spécifique d' une part et du vecteur de vitesse angulaire d' autre part d' un instant t0 à un instant t1, puis de l ' instant t1 à un instant t2, puis de l ' instant t2 à un instant t3, etc . : les signaux sont donc généralement appelés incréments .
La force spécifique (en anglais « specific force », « g- force » ou « mass-specific force ») est une représentation de la somme de l ' accélération par rapport au repère inertiel et de la gravité terrestre .
L' unité électronique de calcul de navigation 1200 comprend un processeur et une mémoire contenant un programme informatique de navigation qui est exécuté par le processeur et qui exploite les signaux fournis par l'unité de mesure inertielle 1100 pour déterminer une trajectoire du porteur (un véhicule) embarquant le système de navigation. Comme les signaux fournis par l'unité de mesure inertielle 1100 sont des incréments indicatifs d'une variation de la localisation du porteur et non une valeur absolue, les calculs de navigation doivent être réalisés à une fréquence élevée, typiquement de 50 à 200 Hz, afin d'assurer une reconstitution précise de la localisation qui soit insensible à la dynamique du porteur. Une horloge 1001 permet de synchroniser l'unité de mesure inertielle 1100 et l'unité électronique de calcul de navigation 1200. On comprend qu'une perte de signal, même de courte durée, entre l'unité de mesure inertielle et l'unité électronique de calcul de navigation est très préjudiciable puisqu'une partie des incréments n'est pas utilisée.
Or, dans les aéronefs, il est envisagé de regrouper les calculateurs, dont l'unité électronique de calcul du système de navigation, dans une ou plusieurs baies avioniques situées en un même point de l'aéronef. L'unité de mesure inertielle doit, elle, se trouver de préférence au plus près du centre de gravité de l'aéronef. Cependant, dans un tel cas, l'unité de mesure inertielle serait reliée à l'unité électronique de calcul, disposée dans la baie avionique, par une liaison Ethernet par exemple conforme à la norme ARINC664.
Or, toute perturbation dans la transmission des signaux, par exemple à cause d'un foudroiement, pourrait entraîner une perte de données et serait donc néfaste à la précision de la navigation.
Pour limiter ce risque, on pourrait recourir à une liaison en fibre optique, ce qui est cependant relativement coûteux. On pourrait également utiliser un protocole spécifique d'échange de données, avec une redondance de transmission des données pour s'assurer qu'aucune donnée n'est perdue. Toutefois, il en résulte une surcharge de la liaison et une augmentation de la charge de calcul.
OBJET DE L' INVENTION L'invention a notamment pour but d'obvier au moins en partie aux inconvénients précités.
RESUME DE L'INVENTION
A cet effet, on prévoit, un dispositif de navigation, comprenant une unité de mesure inertielle et une unité électronique de calcul de navigation reliées l'une à l'autre par une liaison de données. L'unité de mesure inertielle comprend des capteurs inertiels fournissant des premiers signaux contenant des premières données représentatives de variations de vitesses linéaires et des deuxièmes données représentatives de variations d'attitudes angulaires. L'unité électronique de calcul de navigation est agencée pour calculer une navigation à partir de signaux fournis par l'unité de mesure inertielle. Selon l'invention, l'unité de mesure inertielle comporte un circuit électronique de traitement relié aux capteurs inertiels et agencé pour effectuer au moins une première intégration, en fonction du temps, des premières données et des deuxièmes données sur une durée d'intégration, mesurée depuis un instant unique de début d'intégration, pour produire des premières données traitées et des deuxièmes données traitées contenues dans des deuxièmes signaux avec une information temporelle représentative de la durée d'intégration. L'unité électronique de calcul est agencée pour extraire des deuxièmes signaux les données traitées et l'information temporelle et les exploiter pour calculer la navigation en tenant compte de la durée d'intégration séparant deux extractions successives.
Ainsi, ce ne sont plus les premiers signaux (les incréments produits par les capteurs inertiels) qui sont transmis à haute fréquence à l'unité électronique de calcul de navigation comme dans l'art antérieur, mais des valeurs intégrées sur une durée d' intégration non bornée depuis l'instant unique d'initialisation (le même pour toutes les premières données, correspondant par exemple à la mise en route du système ou à la réception d'une commande de début d'intégration) , qui peuvent être transmises à la même fréquence ou à une fréquence moindre. On comprend que les deuxièmes signaux successivement envoyés par le circuit électronique de traitement seront représentatifs d'une intégration de l'instant t0 à un instant t1, puis de l'instant t0 à un instant t2, puis de l'instant t0 à un instant t3 , etc. De la sorte, quel que soit l'instant auquel est reçu un deuxième signal, il est représentatif d'une intégration à partir de l'instant unique de début d'intégration, soit t0 dans l'exemple précédent. Cette transmission est moins contraignante et le risque d'erreur de transmission limité. Le traitement des données pour former les deuxièmes signaux qui seront transmis permet donc de fiabiliser la transmission des données et le calcul de navigation réalisé à partir desdites données. Une telle transmission est avantageuse à courte distance mais également à relativement grande distance (plusieurs mètres) .
Selon une caractéristique particulière de l'invention, le circuit électronique de traitement est agencé pour comparer les premières données intégrées à au moins un premier seuil et pour, lorsque les premières données intégrées ont une valeur courante dépassant le premier seuil, appliquer aux premières données intégrées un décalage prédéterminé pour ramener les premières données intégrées à une valeur décalée en deçà du premier seuil.
De préférence, le circuit électronique de traitement est agencé pour réaliser deux intégrations successives sur les premières données et, lorsque les premières données doublement intégrées ont une valeur courante dépassant un second seuil, appliquer aux premières données doublement intégrées un deuxième décalage prédéterminé pour ramener les premières données doublement intégrées à une valeur décalée en deçà du second seuil.
Alors, selon un mode particulier de mise en œuvre, l'unité électronique de calcul de navigation est agencée pour, à chaque réception des données de l'unité de mesure inertielle :
. acquérir l'attitude inertielle à l'instant de la réception courante et mémoriser celle de la précédente réception,
. reconstituer la variation, entre deux réceptions, de pseudovitesse inertielle dans le repère inertiel corrigée de l'effet des premiers décalages,
. calculer, à partir de l'évolution de la position dans le repère inertiel corrigée de l'effet des deuxièmes décalages, un terme compensant le fait que l'accélération dans le repère inertiel n'est pas constante sur la durée séparant deux réceptions ; calculer une évolution de temps entre la réception courante et la réception précédente.
De préférence alors, l'unité électronique de calcul de navigation est agencée pour, à chaque réception des données de l'unité de mesure inertielle: calculer l'évolution de la localisation depuis la dernière réception à partir :
. de l'attitude inertielle de la réception courante, de l'attitude inertielle de la réception précédente, de la variation de pseudo vitesse, du terme compensant le fait que l'accélération dans le repère inertiel n'est pas constante sur la durée séparant deux réceptions et de l'évolution de temps ; . de la dernière localisation calculée ;
- et via un algorithme de navigation, en prenant comme hypothèse que l ' accélération apparente est constante dans le repère de navigation sur la durée séparant deux réceptions , pour fournir une localisation regroupant des informations d' attitude , de vitesse et de position géographique terrestre .
L' invention concerne également un procédé de navigation au moyen d' un dispositif de navigation comprenant une unité de mesure inertielle et une unité électronique de calcul de navigation reliées l ' une à l ' autre par une liaison de données . Le procédé comprend les étapes de
- dans l ' unité de mesure inertielle :
. mesurer une variation de vitesses linéaires et une variation d' attitude angulaire au moyen de capteurs inertiels fournissant des premiers signaux contenant des premières données représentatives de la variation de vitesses linéaires et des deuxièmes données représentatives de la variation d' attitude angulaire, effectuer un traitement comprenant au moins une première intégration des premières données et des deuxièmes données sur une durée d' intégration depuis un instant unique d' intégration, produire des premières données traitées et des deuxièmes données traitées contenues dans des deuxièmes signaux avec une information temporelle représentative de la durée d' intégration ; et
- dans l ' unité électronique de calcul :
. extraire des deuxièmes signaux les données traitées et l ' information temporelle ,
. les exploiter pour calculer la navigation en tenant compte de la durée d' intégration entre deux extractions successives .
L' invention concerne enfin un véhicule équipé d' un dispositif de navigation selon l ' invention . D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront à la lecture de la description qui suit d'un mode de mise en œuvre particulier et non limitatif de l' invention .
BREVE DESCRIPTION DES DESSINS
Il sera fait référence aux dessins annexés, parmi lesquels :
[Fig. 1] la figure 1 est une vue schématique partielle d'un aéronef équipé d'un dispositif de navigation selon l'invention ;
[Fig. 2] la figure 2 est une vue schématique du dispositif selon l'invention ;
[Fig. 3] la figure 3 est un logigramme montrant les échanges de données lors de la mise en œuvre du procédé selon l'invention ;
[Fig. 4] la figure 4 est un logigramme montrant la mise en œuvre du procédé selon l'invention, côté unité de mesure inertielle ;
[Fig. 5] la figure 5 est un logigramme montrant la mise en œuvre du procédé selon l'invention, côté unité électronique de calcul ;
[Fig. 6] la figure 6 est un logigramme montrant les échanges de données dans un dispositif de navigation selon l'art antérieur.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION
En référence aux figures, l'invention est ici décrite dans une application aéronautique, le dispositif de navigation de l'invention étant embarqué dans un aéronef A ayant une structure comprenant un fuselage et des ailes et présentant un centre de gravité G.
Le dispositif de navigation selon l'invention, généralement désigné en 1, comprend une unité de mesure inertielle 100 et une unité électronique de calcul de navigation 200 reliées l'une à l'autre par une liaison de données 300. L'unité de mesure inertielle 100 est ici positionnée sensiblement au niveau du centre de gravité G de l'aéronef A et l'unité électronique de calcul 200 est ici positionnée à l'avant de l'aéronef A, dans une baie avionique B regroupant les calculateurs servant au traitement des données utilisées pour le pilotage de l'aéronef A. Ainsi, l'unité de mesure inertielle 100 est disposée à une première distance du centre de gravité G et l'unité électronique de calcul de navigation 200 est disposée à une deuxième distance du centre de gravité, la première distance étant ici inférieure à la deuxième distance. La différence entre la première distance et la deuxième distance est ici de plusieurs mètres.
L'unité de mesure inertielle 100 comprend un premier boîtier 101 renfermant des capteurs inertiels, à savoir des capteurs inertiels linéaires (plus précisément des accéléromètres 110) disposés selon les axes d'un repère de mesure [m] pour mesurer la « vitesse gravitationnelle » de ce repère (c'est-à-dire l'intégrale temporelle de la force spécifique présente au niveau du centre de ce repère) et des capteurs inertiels angulaires, ici des gyromètres 120, disposés selon les axes de ce repère pour mesurer la rotation du repère de mesure [m] par rapport à un repère inertiel [i] . Les capteurs inertiels ne fournissent pas des valeurs absolues mais des incréments représentatifs d'une variation de la grandeur mesurée par rapport à la précédente mesure. Le repère inertiel [i] est par exemple le repère de mesure à la mise sous tension de l'unité de mesure inertielle 100 ou n'importe quel autre repère inertiel décalé angulairement par rapport à ce dernier. Les incréments de l'intégrale de la force spécifique sont ainsi représentatifs d'une variation des composantes de la vitesse gravitationnelle selon les trois axes du repère [m] . Les incréments de rotation sont ainsi représentatifs de la variation de l ' intégrale dans le temps de la vitesse de rotation angulaire du repère de mesure [m] par rapport au repère inertiel [ i ] et sont fournis sous la forme de quaternions , d' angles d' Euler, de matrices de rotation, ou de vecteurs de Bortz . Les capteurs inertiels fournissent ainsi des premiers signaux contenant des premières données représentatives d' une variation de vitesse gravitationnelle (mesure accélérométrique ) et des deuxièmes données représentatives d' une variation d ' angles (mesure gyrométrique) . Classiquement, ces signaux sont fournis à une cadence comprise entre 100 Hz et 400 Hz .
Le premier boîtier 101 est reçu dans un deuxième boîtier 102 de l ' unité de mesure inertielle 100 . Le deuxième boîtier 102 contient également un circuit électronique de traitement 130 ayant des entrées reliées aux sorties des capteurs inertiels 110 , 120 par exemple par des conducteurs électriques comme des pistes ou des câbles . Le circuit électronique de traitement 130 comprend ici au moins un processeur et une mémoire contenant un premier programme informatique qui est exécutable par le processeur et qui comprend des instructions agencées pour mettre en œuvre le procédé de l ' invention . Ce premier programme sera détaillé plus loin .
L' unité électronique de calcul de navigation 200 est connue en elle-même et comprend un boîtier 201 renfermant au moins un processeur et une mémoire contenant un deuxième programme informatique qui est exécutable par le processeur et qui comprend des instructions agencées pour mettre en œuvre le procédé de l ' invention . D' une manière générale , l ' unité électronique de calcul de navigation 200 est agencée pour calculer une navigation inertielle à partir des signaux fournis par l ' unité de mesure inertielle 100 . Ce deuxième programme sera lui aussi détaillé plus loin . L' unité de mesure inertielle 100 et l ' unité électronique de calcul de navigation 200 disposent chacune d' une horloge permettant pour la première de dater les signaux émis et pour l'autre de dater les instants de réception.
L'unité de mesure inertielle 100 et l'unité électronique de calcul de navigation 200 sont physiquement séparées l'une de l'autre mais sont reliées pour échanger des signaux. Ainsi, le circuit électronique de traitement 130 a au moins une sortie reliée à au moins une entrée de l'unité électronique de calcul de navigation 200 par la liaison de données 300. La liaison de données 300 est ici une liaison Ethernet par exemple conforme à la norme ARINC664.
Le premier programme exécuté par le circuit électronique de traitement 130 reçoit en entrée les premiers signaux contenant les premières données et les deuxièmes données. Il est agencé pour effectuer :
- une première intégration, sur une durée d' intégration mesurée depuis un instant unique de début d'intégration t0 (la durée d'intégration est notée te- t0 sur les figures 3 et 4) , des deuxièmes données pour produire des deuxièmes données intégrées ;
- une projection des premières données dans le repère inertiel [i] pour obtenir des premières données projetées ;
- une première intégration des premières données projetées, sur la durée d'intégration mesurée depuis l'instant unique de début d'intégration t0, pour produire des premières données intégrées ;
- un premier décalage (Shift V) des premières données intégrées pour obtenir des premières données traitées (le premier décalage est effectué lorsque la valeur des premières données intégrées déborde d'une plage de valeurs acceptable pour leur traitement ultérieur) ;
- une deuxième intégration des premières données traitées, sur la durée d'intégration mesurée depuis l ' instant unique de début d' intégration t0 , pour produire des premières données doublement intégrées ;
- un deuxième décalage ( Shift P) des premières données doublement intégrées pour obtenir des premières données doublement traitées ( le deuxième décalage est effectué lorsque la valeur des premières données doublement intégrées déborde d' une plage de valeurs acceptable pour leur traitement ultérieur) .
Le premier programme exécuté par le circuit électronique de traitement est agencé pour calculer les intégrations en virgule flottante ou fixe avec un nombre de bits de mantisse permettant d' atteindre la précision de localisation requise avec un temps minimum entre deux décalages successifs de 20 s . Un calcul en double précision sur 64 bits dont 48 bits de mantisse permet d' atteindre un obj ectif de précision par exemple de 0 , 001 m . s-1, 0 , 001 m, 0 , 001 ° /h et 1 μrad .
On comprend que :
- les secondes données intégrées sont représentatives d ' une position angulaire (ou d ' une orientation) ;
- les premières données intégrées et les premières données traitées sont représentatives d' une vitesse linéaire ;
- les premières données doublement intégrées et les premières données doublement traitées sont représentatives d' une position linéaire .
La première opération de décalage comprend l ' étape de comparer une valeur courante absolue de chaque composante des premières données intégrées à au moins un premier seuil Svitesse . Lorsque les composantes des premières données intégrées ont des valeurs courantes absolues en-deçà du premier seuil , le premier programme laisse les valeurs courantes inchangées ce qui revient à appliquer un décalage nul . Lorsque l ' une des composantes des premières données intégrées a une valeur courante absolue dépassant le premier seuil , le premier programme applique à ladite composante des premières données intégrées un décalage prédéterminé pour ramener ladite composante des premières données intégrées à une valeur décalée en deçà du premier seuil . Autrement dit, une première valeur de décalage SHV (égale ici au premier seuil SVitesse ) est déduite de la valeur courante de ladite composante des premières données intégrées (ou aj outée à celle-ci selon le signe de la valeur courante ) pour obtenir la valeur décalée . Ceci permet de maintenir la valeur de chaque composante des premières données dans une plage de valeurs [ -Svitesse ; +Svitesse ] . Le premier seuil Svitesse est déterminé en fonction d' une résolution attendue en vitesse pour la navigation . La durée d' intégration sans décalage dépend évidemment de la dynamique de l ' aéronef A . Les premières données intégrées et la première valeur de décalage SHV sont exprimées ici en mètre par seconde .
La deuxième opération de décalage comprend l ' étape de comparer une valeur courante absolue des premières données doublement intégrées à au moins un deuxième seuil Sposition . Lorsque les composantes des premières données doublement intégrées ont des valeurs courantes absolues en-deça du premier seuil , le premier programme laisse les valeurs courantes inchangées ce qui revient à appliquer un décalage nul . Lorsque la valeur de l ' une des composantes des premières données doublement intégrées dépasse le deuxième seuil , le premier programme applique à ladite composante des premières données doublement intégrées un décalage prédéterminé pour ramener ladite composante des premières données doublement intégrées à une valeur décalée en deçà du deuxième seuil . Autrement dit, une deuxième valeur de décalage SHP (égale ici au deuxième seuil Sposition) est déduite de la valeur courante des premières données doublement intégrées (ou aj outée selon le signe de la valeur courante de ladite composante ) pour obtenir la valeur décalée. Ceci permet de maintenir la valeur de chaque composante des premières données doublement intégrées dans une plage de valeurs [-Sposition ; +Sposition] . Le deuxième seuil Sposition est déterminé en fonction d'une résolution attendue en position pour la navigation. La durée d'intégration sans décalage dépend de la dynamique de l'aéronef A et du seuil SPosition. Les premières données doublement intégrées et la deuxième valeur de décalage SHP sont exprimées ici en mètre.
Les premières données traitées (qui correspondent aux trois composantes de la vitesse y compris l'intégration de l'effet de la gravité, éventuellement affectées par un décalage, et nommée pour cette raison pseudo-vitesse PV) , les premières données doublement traitées (qui correspondent aux trois composantes de la position y compris la double intégration de l'effet de la gravité, éventuellement affectées par un décalage - vitesse ou position - ou par deux décalages - vitesse et position, et nommées pour cette raison pseudo-position PP) , les deuxièmes données traitées (qui correspondent aux trois composantes de rotation représentative de l'attitude de l'aéronef A) , et une information temporelle (un compteur de pas d'intégration ou pas de temps de l'unité de mesure inertielle entre l'instant d'échantillonnage et l'instant unique de début d'intégration, soit ici te-t0) sont mises sous la forme d'un paquet introduit dans des deuxièmes signaux transmis via la liaison de données 300 à l'unité électronique de calcul de navigation 200.
Le deuxième programme exécuté par l'unité électronique de calcul de navigation 200 est agencé pour extraire des deuxièmes signaux les données traitées et l'information temporelle et les exploiter pour calculer la navigation en tenant compte de l'évolution de la durée d'intégration depuis la dernière extraction des deuxièmes signaux.
Plus précisément, en référence à la figure 5, le deuxième programme reçoit en entrée les deuxièmes signaux, sous la forme de deux paquets de données, émis à chaque instant te par le premier programme mais récupérés respectivement par exemple au temp ts1 puis au temps t2 , comprenant chacun les premières données traitées, les premières données doublement traitées, les deuxièmes données traitées, et une information temporelle correspondant à l'instant d'échantillonnage des données de pseudo-navigation dans l'unité de mesure inertielle avec les éventuelle dérives internes de l'horloge de l'unité de mesure inertielle (cette information temporelle est un nombre de pas d'intégration de l'unité de mesure inertielle, depuis l'instant unique de début d'intégration t0, associé au paquet de données émis par l'unité de mesure inertielle) . Les deux instants t1 puis t2 sont séparés de moins de la moitié du temps minimum entre deux décalages successifs d'une composante de pseudo vitesse ou de pseudo position inertielle .
En considérant pour la simplicité de la description que les données reçues au temps t1 ont déjà été exploitées, le deuxième programme doit procéder aux opérations permettant de calculer à partir des données reçues au temps t2 :
- les trois composantes de variation de la pseudo- vitesse inertielle de t1 à t2 dans le repère de mesure [m] , notée DVm( t1-> t2), corrigées de l'effet d'un décalage SHV ;
- les trois composantes de variation de la pseudo- vitesse inertielle de t1 à t2 dans le repère inertiel [i] , notée DVi( t1-> t2) , corrigées de l'effet d'un décalage SHV ;
- les trois composantes de variation de la pseudo- position inertielle de t1 à t2 dans le repère inertiel [i] , notée DP( t1->t2) , corrigées de l'effet d'un décalage SHP ;
- les trois composantes de correction de la pseudo- position inertielle de t1 à t2 dans le repère inertiel [ i ] , notée CorrPPi ( t1->t2 ) ,
- un indicateur logique Shif tPVdetected de détection de décalage de l ' une au moins des composantes de pseudo- vitesse entre t1 et t2 •
On rappelle que les données reçues au temps t1 et les données reçues au temps t2 ont été intégrées depuis le temps de début d' intégration t0 . Il suffit donc de soustraire les données reçues au temps t1 à celles reçues au temps t2 pour obtenir les données correspondant à l ' intervalle de temps t2 - t1.
Par ailleurs , le second programme dispose des valeurs de décalage et est agencé pour analyser les valeurs des données traitées transmises et détecter la présence d' un décalage . L' analyse consiste à comparer chacune des composantes des données traitées dernièrement reçues avec chacune des composantes des données traitées reçues l ' instant précédent et d' y détecter une incohérence compte- tenu de la dynamique possible du véhicule et des lois de la physique . Si une telle incohérence existe, cela signifie qu' un décalage a eu lieu et le second programme considère alors l ' indicateur Shif tPVdetected comme vrai et compense le décalage réalisé en utilisant la valeur de décalage correspondante . Dans le cas contraire , le second programme considère l ' indicateur ShiftPVdetected comme faux .
Le deuxième programme calcule l ' évolution de la localisation inertielle de t1 à t2 à partir des informations suivantes :
- d' attitude inertielle (émise par le circuit électronique de traitement 130 ) à t1 et t2 ,
- de variation de pseudovitesse inertielle dans le repère inertielle de t1 à t2,
- de durée t2 - t1,
- de localisation à t1 .
De manière connue en elle-même , le second programme est également agencé pour exploiter :
- la matrice de courbure MC permettant de déterminer la courbure locale de l'ellipsoïde de référence pour la navigation par rapport à la terre,
- la pesanteur apparente locale GravApp (perpendiculaire localement à l'ellipsoïde) ,
- un facteur de correction externe Corr ext permettant de corriger le calcul de la pesanteur apparente en stabilisant l'altitude.
Le deuxième programme effectue ces calculs de l'évolution de la localisation inertielle de t1 à t2 en prenant comme hypothèse H1 que l'accélération apparente Υp est constante dans le repère de navigation entre t1 et t2.
Ces calculs sont ensuite corrigés en prenant en compte les trois composantes de correction de la position inertielle de t1 à t2 dans le repère inertiel [i] .
Les trois composantes de correction de la position inertielle de t1 à t2 dans le repère inertiel [i] , CorrPPi ( t1 -> t2) , sont calculées ainsi :
- si ShiftPVdetected est faux (pas de décalage de vitesse) , alors
CorrPPi ( t1->t2) = DP ( t1->t2) - (PV ( t1)
+ PV(t2) ) * ( t1-t2) /2
- si ShiftPVdetected est vrai (il y a eu un décalage de vitesse entre t1 et t2) , alors la valeur de CorrPPi ne peut pas être calculée et est fixée arbitrairement à 0, soit
CorrPPi ( t1->t2) =0
Ce calcul est effectué en prenant comme hypothèse H2 que l'accélération f[i] dans le repère inertiel [i] est constante. La différence entre les hypothèses H1 et H2 est due principalement à la rotation de pesanteur apparente vue du référentiel de navigation p dans le repère inertiel [i] . Pour une navigation mécanisée horizontale sur l'ellipsoïde de référence terrestre et à azimut libre, cette différence a un effet négligeable sur le terme de correction d'écart de position calculé CorrPPi ( t1-> t2) . On comprend que l'indicateur « SHif tPVdetected » est déterminé pour permettre d'affiner l'évaluation des variations d'erreurs de localisation inertielle selon la dynamique potentielle du porteur à ce moment.
Le deuxième programme corrige la localisation inertielle en utilisant un écart CorrPi calculé comme suit :
- projection des composantes de CorrPPi ( t1->t2) dans le référentiel de navigation [p] depuis le référentiel inertiel [i] qui donne les composantes de correction CorrPPp ( t1->t2) , en utilisant :
• l'attitude inertielle émise par le circuit électronique de traitement 130 à t1 et éventuellement à t2,
• l'attitude de la navigation à t1 ;
- calcul de la correction de rotation équivalente de l'attitude et calcul de la position horizontale sur Terre de la localisation horizontale en utilisant la pesanteur apparente (GravApp) et la matrice MC (2x2) de courbure locale de l'ellipsoïde terrestre de la navigation dans le repère horizontal de navigation [p] et les deux composantes horizontales de correction CorrPPp ( t1->t2) ;
- prise en compte de cette rotation supplémentaire dans les calculs de l'évolution de localisation inertielle de t1 à t2 ;
- ajout de la composante verticale de correction CorrPPp ( t1->t2) à l'altitude à t2 qui est le résultat du calcul de l'évolution de localisation inertielle de t1 à t2 pour obtenir CorrPi.
Ces données corrigées sont ensuite utilisées par le deuxième programme via un algorithme de navigation, connu en lui-même, pour fournir la localisation de l'aéronef A (la localisation regroupe les informations d'attitude, de vitesse et de position géographique terrestre) .
On notera que, de préférence, l'unité électronique de navigation a une période de travail inférieure à la moitié d'un temps minimum entre deux décalages successifs.
La présente invention concerne l'intégration de ces incréments, par l'unité de mesure inertielle, dans un repère inertiel (aux défauts des capteurs près) de manière à permettre des calculs de navigation sur un ellipsoïde de référence terrestre à plus basse fréquence et de manière asynchrone. L'utilisation des sorties de l'unité de mesure inertielle par le second programme, dans le cas où des décalages sont possibles, repose sur la connaissance et l'exploitation des valeurs de décalage de pseudo-vitesse et pseudo-position inertielle en amont du calcul d'évolution de la localisation inertielle.
Bien entendu, l'invention n'est pas limitée au mode de réalisation décrit mais englobe toute variante entrant dans le champ de l'invention telle que définie par les revendications .
En particulier, le dispositif peut avoir une structure différente de celle décrite.
Par exemple, le circuit électronique de traitement et l'unité électronique de calcul de navigation peuvent avoir des structures différentes de celles décrites et comprendre par exemple un coprocesseur, un processeur dédié de type asic, un microcontrôleur, un circuit programmable de type FPGA...
Bien que l'invention soit particulièrement avantageuse lorsque l'unité de mesure inertielle et l'unité électronique de traitement sont très éloignées l'une de l'autre (par exemple de plusieurs mètres) , l'invention est applicable également lorsque l'unité de mesure inertielle et l'unité électronique de traitement sont plus proches (par exemple moins d'un mètre) . La deuxième distance n'est pas limitée par la première distance : la deuxième distance peut être inférieure , supérieure , ou égale à la première distance selon les besoins et la configuration du véhicule . Les programmes informatiques peuvent être agencés différemment et effectuer les calculs avec des précisions différentes .
Les opérations de décalage ne sont pas nécessaires quand la durée d' intégration est telle que les données traitées fournies auront une valeur compatible avec la résolution attendue pour la navigation .
Les sorties du circuit électronique de traitement peuvent être fournies à cadence fixe (éventuellement paramétrable via une commande d' initialisation du circuit) ou sur demande externe à charge alors au programme faisant la demande d' assurer une cadence des demandes suffisantes pour ne pas risquer plus qu' un décalage des mêmes données entre deux fournitures .
De préférence, les sorties d' attitude (données gyrométriques ) , ainsi que les sorties de vitesse et les sorties de position ( issues des données accélérométriques ) sont limitées à 22 ou 24 bits par sortie avec une résolution suffisante pour assurer que la dégradation de la précision de navigation avec le procédé de l ' invention est négligeable par rapport à la précision d' une navigation réalisée directement à partir des incréments issus des capteurs . Les décalages décrits permettent de limiter le nombre de bits des sorties de vitesse et de position .
Les sorties du circuit électronique de traitement permettent des navigations inertielles :
- synchrones ou asynchrones ,
- précises même avec une exploitation des sorties à une cadence supérieure à quelques secondes et pour une traj ectoire dynamique ,
- robustes aux interruptions multiples pouvant durer j usqu' à plusieurs secondes , et plus d' une minute en statique , - sans surcharge de l ' unité électronique de calcul de navigation en cas de perte de données .
De préférence , le premier programme exécuté par le circuit électronique de traitement possède un mode d' initialisation par lequel tout ou partie des paramètres suivant peuvent être modifiés :
- orientation du repère de mesure ,
- sortie cadencée ou sur requête ,
- cadence de sortie,
- type de sortie de vitesse (dans le repère de mesure ou dans le repère inertiel ) ,
- seuils de décalage,
- valeurs de décalage,
- biais ou erreurs de facteur d' échelle...
De préférence , pour minimiser l ' erreur de proj ection dans le repère de navigation, on choisira une navigation avec mécanisation (et référence de navigation) inertielle ou horizontale à azimut libre sur l ' ellipsoïde terrestre . Ceci n' est cependant pas obligatoire .
De préférence, on néglige les effets de variation de gravité , de courbure locale de l ' ellipsoïde et d' accélération de Coriolis entre les instants t0 et te .
Dans le cas où plusieurs décalages doivent être réalisés après une seule intégration, il est nécessaire d' aj outer dans le paquet de données un compteur de décalages de telle manière que l ' unité électronique de calcul puisse retrouver le nombre de décalages réalisés .
La durée entre deux décalages peut être de quelques secondes à quelques dizaines de secondes en fonction de la dynamique du véhicule portant le dispositif de navigation . De préférence, pour conserver une bonne précision de navigation, on limitera le nombre de décalages par heure . Par exemple, avec des sorties codées sur 24 bits , le nombre maximal de décalages est avantageusement de trois par période de 400s et, avec des sorties codées sur 32 bits , le nombre maximal de décalages est avantageusement de trois par période de 28 heures .
Le dispositif peut comprendre une ou plusieurs unités de mesure inertielle disposées au voisinage les unes des autres (ou pas ) , en un point quelconque de l ' aéronef et en particulier pas forcément au voisinage du centre de gravité .
Dans une version basique de navigation, il est possible de reconstituer les incréments à la cadence de navigation classiques à partir des différences de deux sets de données successifs de sortie de l ' unité de mesure inertielle . L' entretien à cette cadence de la navigation inertielle peut être réalisé de manière identique à celle des navigations classiques . Dans ce cas , le vecteur de correction CorrPPi est systématiquement nul .
L' invention est applicable pour tout type de véhicule qu' il soit terrestre , nautique ou aérien .

Claims

REVENDICATIONS
1. Dispositif de navigation (1) , comprenant une unité de mesure inertielle (100) et une unité électronique de calcul de navigation (200) reliées l'une à l'autre par une liaison de données (300) , l'unité de mesure inertielle (100) comprenant des capteurs inertiels (110, 120) fournissant des premiers signaux contenant des premières données représentatives d'une variation de vitesse et des deuxièmes données représentatives d'une variation d'angle, et l'unité électronique de calcul de navigation (200) étant agencée pour calculer une navigation à partir de signaux fournis par l'unité de mesure inertielle (100) , caractérisé en ce que l'unité de mesure inertielle (100) comporte un circuit électronique de traitement (130) relié aux capteurs inertiels (110, 120) et agencé pour effectuer au moins une première intégration, en fonction du temps, des premières données et des deuxièmes données sur une durée d'intégration, qui commence à un instant unique de début d'intégration et qui est mesurée, pour produire des premières données traitées et des deuxièmes données traitées contenues dans des deuxièmes signaux avec une information temporelle représentative de la durée d'intégration, et en ce que l'unité électronique de calcul de navigation (200) est agencée pour extraire des deuxièmes signaux les données traitées et l'information temporelle et les exploiter pour calculer la navigation en tenant compte de la durée d' intégration séparant deux extractions successives .
2. Dispositif selon la revendication 1, dans lequel le circuit électronique de traitement (130) est agencé pour effectuer une deuxième intégration sur le résultat de la première intégration des premières données, les données traitées comprenant le résultat de la première intégration et le résultat de la deuxième intégration.
3. Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le circuit électronique de traitement (130) est agencé pour comparer les premières données intégrées à au moins un premier seuil et pour, lorsque les premières données intégrées ont une valeur courante dépassant le premier seuil, appliquer aux premières données intégrées un premier décalage prédéterminé pour ramener les premières données intégrées à une valeur décalée en deçà du premier seuil.
4. Dispositif selon la revendication 3, dans lequel le circuit électronique de traitement (130) est agencé pour réaliser deux intégrations successives sur les premières données et, lorsque les premières données doublement intégrées ont une valeur courante dépassant un second seuil, appliquer aux premières données doublement intégrées un deuxième décalage prédéterminé pour ramener les premières données doublement intégrées à une valeur décalée en deçà du second seuil.
5. Dispositif selon la revendication 4, dans lequel l'unité électronique de calcul de navigation (200) est agencée pour, à chaque réception des données de l'unité de mesure inertielle (100) : acquérir l'attitude inertielle à l'instant de la réception courante et mémoriser celle de la précédente réception, reconstituer la variation, entre deux réceptions, de pseudovitesse inertielle dans le repère inertiel, corrigée de l'effet des premiers décalages,
. calculer, à partir de l'évolution de la position dans le repère inertiel corrigé de l'effet des deuxièmes décalages, un terme compensant le fait que l'accélération (f[i]) dans le repère inertiel [i] n'est pas constante sur la durée séparant deux réceptions ; calculer une évolution de temps entre la réception courante et la réception précédente.
6. Dispositif selon la revendication 5, dans lequel l'unité électronique de calcul de navigation (200) est agencée pour à chaque réception des données de l'unité de mesure inertielle (100) : calculer l'évolution de la localisation depuis la dernière réception à partir :
. de l'attitude inertielle de la réception courante, de l'attitude inertielle de la réception précédente, de la variation de pseudo vitesse, du terme compensant le fait que l'accélération (f [i]) dans le repère inertiel [i] n'est pas constante sur la durée séparant deux réceptions et de l'évolution de temps ;
. de la dernière localisation calculée ;
- et via un algorithme de navigation, connu en lui-même, en prenant comme hypothèse que l'accélération apparente est constante dans le repère de navigation sur la durée séparant deux réceptions, pour fournir une localisation regroupant les informations d'attitude, de vitesse et de position géographique terrestre.
7. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 4 à 6, dans lequel le premier seuil et le second seuil sont déterminés en fonction d'une résolution attendue pour la navigation .
8. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 3 à 7, dans lequel l'unité électronique de navigation a une période de travail inférieure à la moitié d'un temps minimum entre deux décalages successifs.
9. Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le circuit électronique de traitement (130) est agencé pour émettre les deuxièmes signaux sur requête de l'unité électronique de calcul de navigation .
10. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel le circuit électronique de traitement (130) est agencé pour émettre les deuxièmes signaux à des intervalles de temps prédéterminés.
11. Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le circuit électronique de traitement (130) est agencé pour calculer les intégrations en virgule flottante en double précision sur 64 bits dont 48 bits de mantisse.
12. Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'unité de mesure inertielle (100) et l'unité électronique de calcul de navigation (200) sont dans deux boîtiers séparés et la liaison de données (300) est de type Ethernet.
13. Procédé de navigation au moyen d'un dispositif de navigation (1) comprenant une unité de mesure inertielle (100) et une unité électronique de calcul de navigation (200) reliées l'une à l'autre par une liaison de données (300) , comprenant les étapes de dans l'unité de mesure inertielle (100) :
. mesurer une variation accélérométrique et une variation gyrométrique au moyen de capteurs inertiels (110, 120) fournissant des premiers signaux contenant des premières données représentatives d'une variation accélérométrique et des deuxièmes données représentatives d'une variation gyrométrique,
. effectuer un traitement comprenant au moins une première intégration des premières données et des deuxièmes données sur une durée d'intégration prédéterminée,
. produire des deuxièmes signaux comprenant les premières données traitées et les deuxièmes données traitées et une information temporelle ; et dans l'unité électronique de calcul de navigation (200) :
. extraire des deuxièmes signaux les données traitées et l'information temporelle, les exploiter pour calculer la navigation en tenant compte de la durée d'intégration.
14. Véhicule renfermant au moins un dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 12.
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